Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ АДАПТИВНОГО КОНТРОЛЯ ДОСТОВЕРНОСТИ ПЕРЕДАЧИ КОМАНДНО-ПРОГРАММНОЙ ИНФОРМАЦИИ НА КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ

Изобретение относится к области средств наблюдения или слежения за полетом космических кораблей и может быть использовано в командно-измерительной системе (КИС) спутниковой связи для управления уровнем сигнал/шум в запросной радиолинии путем реализации обратной связи и регулировки мощности передающего устройства наземного сегмента управления.

Известен способ организации адаптивной спутниковой связи с использованием низкоэнергетических искусственных спутников Земли (патент РФ №2373647), при котором на рабочих станциях формируют сигналы многостанционного доступа, усиливают их и ретранслируют на базовую станцию, принимают эти сигналы на базовой станции с анализом состояния каждого радиоканала, ретранслируют сигналы на другие рабочие станции, на которых принятый сигнал преобразуют в сигналы абонентной сети и через автоматическую телефонную станцию передают абонентам, причем сигналы от рабочих станций на базовую станцию и от базовой станции к рабочим станциям передают с определенным видом разделения каналов, осуществляя соответствующие преобразования сигналов на базовой станции, отличающийся тем, что осуществляют анализ состояния каждого радиоканала и параметров передаваемой по нему информации, по результатам которого проводят многопараметрическую последовательную адаптацию вида разделения каналов, способа кодирования и вида модуляции, скорости передачи, значения несущей частоты, мощности передачи и положения рабочей точки усилителя мощности по критерию пропускной способности при заданной достоверности приема информации.

Недостатком данного способа-аналога является сложность реализации, применительно к командно-измерительной системе космического аппарата, обусловленная многопараметрической последовательной адаптацией вышеперечисленных параметров.

Известно также устройство регулирования мощности передачи земной станции (патент РФ №2307465), состоящее из передатчика, приемопередающей антенны, радиоприемника тестового сигнала, радиоприемника информационного сигнала, формирователя управляющего сигнала, линии задержки, турбокодера информационного сигнала, турбодекодеров тестовой и информационной последовательностей. Управляющий сигнал на регулирование мощности передачи земной станции спутниковой связи формируется за время, соответствующее времени передачи одного кодового блока. Технический результат состоит в разработке устройства регулирования мощности передачи земной станции спутниковой связи, обеспечивающего уменьшение времени на формирование управляющего сигнала на регулирование мощности передачи земной станции спутниковой связи.

Недостатком данного способа-аналога является сложность реализации, применительно к командно-измерительной системе космического аппарата, обусловленная турбокодированием информационного сигнала.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ регулирования мощности передачи по информационному каналу прямой линии связи (патент РФ №2320085). Описанный способ принят за прототип изобретения. В данном способе мощность передачи по прямой линии связи в абонентский терминал в составе системы радиосвязи, содержащей множество лучей, регулируют посредством того, что определяют исходный уровень мощности Р_{исходное} по принятому действующему отношению сигнала к шуму в контрольном канале; определяют пороговое значение мощности Р_{пороговое} по выявленной чувствительности к помехам; определяют поправку уровня мощности Р_{коррекции} по выявленному коэффициенту пакетных ошибок и устанавливают Р_{передачи} как сумму Р_{исходное}, P_{пороговое} и Р_{коррекции}.

Недостатком данного способа-прототипа является сложность реализации, применительно к командно-измерительной системе, в частности, в командной радиолинии, так как в качестве обратной связи с космическим аппаратом в данном случае используются команды, выдача которых при низком отношении сигнал/шум затруднительна. Следовательно, данный метод не позволяет предоставить наземному сегменту управления информацию о подтверждении требуемой вероятности ошибки на бит информации в приемном устройстве бортовой аппаратуры командно-измерительной системы. Также данный способ не учитывает особенности работы с системами, где информация передается на поднесущих частотах.

Предлагаемый способ направлен на устранение указанных выше недостатков. В основу настоящего изобретения положена задача управления уровнем сигнал/шум в запросной радиолинии путем реализации обратной связи и регулировки мощности предающего устройства наземного сегмента командно-измерительной системы, в случае, когда требуемое отношение вероятности ошибки на бит информации на выходе приемного устройства бортовой командно-измерительной системы не удовлетворяет требуемому значению. Технический результат данного изобретения выражается в предотвращении сбоев при выдаче командно-программной информации и обеспечении непрерывных сеансов связи с космическим аппаратом на всех этапах его жизненного цикла.

Поставленная задача решается тем, что в способе адаптивного контроля достоверности передачи командно-программной информации (КПИ) на космический аппарат, включающем передачу с наземного сегмента управления по линии связи «Земля - космический аппарат» сигналов, содержащих команды управления космическим аппаратом (КА), прием этих сигналов бортовой аппаратурой командно-измерительной системы космического аппарата, согласно изобретению в бортовой аппаратуре командно-измерительной системы космического аппарата оценивают отношение сигнал/шум принятого сигнала на поднесущей частоте. Оцененное отношение сигнал/шум переводят в отношение энергии бита к спектральной плотности мощности шума, для которого считают вероятность ошибки на бит информации, формируют телеметрический кадр со значением полученной вероятности ошибки на бит информации, включают в сформированный телеметрический кадр, передают телеметрический кадр по линии «Земля - космический аппарат» в наземный комплекс управления, где оцененная величина вероятности ошибки на бит информации сопоставляется с требуемой величиной. При совпадении или в случае, если оцененная величина больше требуемой, принимают решение о возможности дальнейшей связи с космическим аппаратом без регулировки мощности передающего устройства наземного сегмента управления. В случае, если полученная из телеметрического кадра величина значения вероятности ошибки на бит информации меньше требуемой, принимают решение об увеличении мощности передающего устройства земной станции до тех пор, пока требуемая вероятность ошибки на бит информации не будет обеспечена.

На фиг. 1 приведена функциональная схема системы для реализации предлагаемого способа адаптивного контроля достоверности передачи командно-программной информации на космический аппарат.

Схема, реализующая способ адаптивного контроля достоверности передачи командно-программной информации на космический аппарат, включает в себя наземный сегмент управления 1, приемное устройство бортовой аппаратуры командно-измерительной системы управления 2, устройство оценки отношения сигнал/шум 3, устройство расчета вероятности ошибки на бит информации 4, формирователь телеметрического кадра 5, передающее устройство бортовой аппаратуры командно-измерительной системы (БА КИС) 6, бортовой комплекс управления 7.

Сущность изобретения представлена следующим образом. Сигнал, представляющий из-себя команду управления космическим аппаратом, выданный наземным сегментом управления 1 по линии связи «Земля - космический аппарат» поступает на приемное устройство бортовой аппаратуры командно-измерительной системы управления 2, где происходит демодуляция сигнала. Учитывая, что для передачи сигнала по запросной радиолинии используются поднесущие частоты, демодуляция происходит в два этапа: сначала демодулируется несущая частота, а затем снимается фазовая манипуляция. Таким образом, при приеме КПИ на выходе приемного устройства бортовой аппаратуры командно-измерительной системы управления 2 присутствуют два сигнала: сигнал с кодом КПИ в цифровом виде (D1), который поступает на исполнение в бортовой комплекс управления 7, и сигнал на поднесущей частоте f_подн (S1), который несет информацию о соотношении сигнал/шум принятого сигнала. При этом сигнал на поднесущей частоте используется для измерения дальности и поступает в передающее устройство БА КИС 6. Полученный на выходе демодулятора приемного устройства бортовой аппаратуры командно-измерительной системы управления 2 сигнал на поднесущей частоте (S1) поступает в устройство оценки отношения сигнал/шум 3, где данная оценка производится с помощью подсчета числа выбросов аддитивной смеси сигнала и шума. Рассчитанное значение отношения сигнал/шум (выраженное в дБ) поступает в устройство расчета вероятности ошибки на бит информации 4, где сначала производится перевод полученного отношения сигнал/шум в отношение энергии бита к спектральной плотности мощности шума, как:

,

где Е_b - энергия бита информации, N₀ - спектральная плотность мощности шума, q - отношение сигнал/шум на поднесущей (в дБ), - полоса пропускания, R - битовая скорость.

Далее на основании полученного отношения энергии бита к спектральной плотности мощности шума вероятность ошибки на бит информации Р_ОШ рассчитывается для фазовой манипуляции как:

,

где - интеграл ошибок, где t - время реализации сигнала.

Таким образом, проводится измерение величины вероятности ошибки на бит информации на выходе приемного устройства бортовой аппаратуры командно-измерительной системы. Данное значение Р_ОШ (D3), полученное в устройстве расчета вероятности ошибки на бит информации 4, поступает на формирователь телеметрического кадра 5 наряду с пакетом телеметрии ТМ (D2) от бортового комплекса управления 7. В формируемом телеметрическом кадре (D4) должна содержаться величина об измеренной вероятности ошибки. Данный кадр через передающее устройство командно-измерительной системы бортового сегмента управления 6 передается на наземный сегмент управления 1, где производится сравнение значения требуемой вероятности ошибки на бит информации с рассчитанным на приемной стороне космического аппарата значением. В случае если рассчитанное значение вероятности ошибки на бит информации меньше требуемого, необходимо повысить мощность передающего устройства наземного комплекса управления 1. В случае если рассчитанное значение вероятности ошибки на бит информации больше или равно требуемого, то делается вывод о том, что используемой мощности достаточно для передачи команд на бортовой комплекс управления командно-измерительной системы космического аппарата.

Таким образом, вычисляя вероятность ошибки на бит информации на выходе приемного устройства космического аппарата, которая может быть меньше требуемой величины, вследствие влияния шумов и затуханий сигнала по линии связи «Земля - космический аппарат», можно управлять данным значением путем увеличения мощности передающего устройства наземного комплекса управления. Использование данного метода позволяет учесть фактор старения параметров приемного устройства бортовой аппаратуры КИС за срок активного существования КА, а также влияния помех (включая преднамеренные) в рабочем диапазоне БА КИС.

Данный метод может быть применен в центрах управления полетами для обеспечения бесперебойной связи с космическими аппаратами путем отслеживания величины вероятности ошибки на бит информации, полученной в принятом телеметрическом кадре, и регулирования мощности передающего устройства.